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以高性能液体火箭发动机为代表的先进推进系统具有比冲更高,推力更大,更安全可靠,成本更低及可重复使用等特点,要求发动机热防护系统用材料具有耐高温、抗氧化、长寿命、零/微烧蚀、轻质高强等特性,对传统高温结构材料提出了严峻挑战。正是为了适应这种需要,陶瓷基复合材料(CMC)逐步应用于推进系统。为了满足先进发动机在长期工作下保持结构完整,保证轮廓尺寸精度及可重复使用等特殊要求,目前各国均以C/C,C/SiC,SiC/SiC等高性能纤维增强陶瓷基复合材料来制备非烧蚀主动冷却结构作为研究的中心课题。
主动冷却结构主要包括再生冷却和发汗冷却。主动冷却结构,具有轻质、耐高温的特点,它充分发挥材料与结构各自的优势,热容限远高于设计指标,燃烧室壁面单位质量减轻50%以上,可显著提高飞行器航程或有效载荷,是满足新型推进系统需求,实现低成本、高可靠空间飞行的关键技术,显示出良好的应用潜力。其中,利用多种精细成型工艺在纤维增强陶瓷基复合材料构件内部成型再生冷却流道或发汗冷却多孔结构的方案,具有较高的先进性与可行性,代表了未来发展方向。
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